Las deformaciones aeroelásticas estáticas se consideran hoy en día desde las primeras etapas del diseño de aeronaves, donde se favorece el modelado aerodinámico lineal de baja fidelidad debido a su bajo costo computacional. Sin embargo, los flujos transónicos son esencialmente no lineales. El presente trabajo tiene como objetivo evaluar el impacto del nivel de fidelidad aerodinámica utilizado en el diseño preliminar de aeronaves. Se utilizaron varios modelos de fluidos que van desde el potencial lineal hasta las formulaciones de Navier-Stokes para resolver flujos transónicos en cálculos aerodinámicos rígidos y aeroelásticos estáticos en dos alas de referencia: la Onera M6 y un ala de avión genérica. Se examinaron las distribuciones de carga de sustentación y momento, así como las deformaciones de flexión y torsión predichas por los diferentes modelos, junto con los costos computacionales de las diversas soluciones. Los resultados ilustran que se requiere un método no lineal para realizar de manera confiable cálculos aerodinámicos estáticos en alas rígidas. Para tales cálculos, el mejor compromiso entre precisión y costo computacional se logra con la formulación de potencial completo. Por otro lado, los cálculos aeroelásticos estáticos suelen realizarse en alas optimizadas para las cuales los efectos transónicos son débiles. En tales casos, se encontró que los métodos de potencial lineal producen resultados suficientemente confiables. Si el método lineal elegido es el enfoque de red de dobles, debe corregirse utilizando una solución no lineal.